- •Нижегородский государственный технический университет
- •2. Курсовой проект
- •2.1 Разработка технического задания. Анализ статистического материала
- •2.1.1 Технико-экономические требования
- •2.1.2 Тактико-технические требования
- •2.2 Разработка технических предложений
- •2.2.1 Выбор аэродинамической схемы, относительных геометрических параметров и характеристик
- •Статистические данные самолетов
- •Окончание табл.2.1
- •2.2.1.1 Выбор параметров крыла
- •2.2.1.2 Выбор параметров фюзеляжа
- •2.2.1.3 Выбор характеристик оперения
- •Параметры оперения
- •2.2.1.4 Выбор характеристик шасси
- •2.2.2 Выбор механизации крыла
- •2.2.3 Выбор удельной нагрузки на крыло
- •Су max механизированного крыла с умеренной стреловидностью 25°
- •2.2.4 Выбор типа силовой установки и ее размещение
- •2.2.4.1 Двигатели для дозвуковых самолетов
- •Определение Dдв в метрах
- •2.2.4.2 Двигатели для сверхзвуковых самолетов
- •2.2.4.3 Двигатели для гиперзвуковых самолетов
- •2.2.4.4 Размещение двигателей на самолете
- •2.2.4.5 Выбор числа двигателей на самолете
- •2.2.5 Определение относительного запаса топлива
- •2.2.6 Выбор тяговооруженности самолета
- •2.2.6.1 Тяговооруженность гражданского самолета
- •2.2.6.2 Тяговооруженность военных самолетов
- •2.2.6.3 Стартовая тяговооруженность
- •2.2.7 Определение относительной массы силовой установки
- •2.2.8 Определение относительной массы конструкции планера
- •2.3. Эскизное проектирование самолета
- •2.3.1 Определение взлетной массы самолета первого приближения т01
- •2.3.1.1 Масса экипажа
- •2.3.1.2 Относительная масса оборудования
- •Масса оборудования
- •2.3.3.2 Масса фюзеляжа тф
- •2.3.3.3 Масса оперения mоп
- •2.3.3.4 Масса шасси тш
- •2.3.3.5 Масса силовой установки mсу и двигателей mдв
- •2.3.3.6 Масса оборудования и управления mоб упр
- •2.3.4 Весовая сводка и массовая отдача самолета
- •2.3.5 Разработка конструктивно-силовой схемы самолета
- •2.3.6 Компоновка и центровка самолета
- •2.3.6.1 Компоновка
- •2.3.6.2 Центровка
- •Центровочная ведомость
- •2.3.7 Общий вид самолета
- •Наименование, назначение самолета, число пассажиров
- •2.3.8 Техническое описание самолета
- •Разделы технического описания:
- •2.3.9 Оценка спроектированного самолета
- •2.3.9.1 Аэродинамическая оценка спроектированного самолета
- •2.3.9.2 Оценка компоновки и центровки самолета
- •2.3.9.3 Оценка силовой схемы
- •2.3.9.4 Оценка производственной технологичности и эффективности
- •2.3.9.5 Оценка эксплуатационной технологичности, эффективности, живучести и надежности
- •2.3.9.6 Оценка транспортной эффективности
- •2.3.9.7 Оценка целевой эффективности
- •2.3.9.8 Оценка фондоемкости
- •2.3.9.9 Оценка экономической эффективности
- •Приведенные капиталовложения вычисляются по формуле:
- •2.4. Рабочее проектирование агрегата
- •2.4.1 Составление требований к агрегату
- •2.4.2 Выбор конструктивно-силовой (кинематической) схемы агрегата или принципиальной схемы системы
- •2.4.3 Теоретический чертеж. Кинематическая или принципиальная схема
- •2.4.4 Расчетные нагрузки на агрегаты и системы самолета
- •Нагрузки систем самолета
- •2.4.5 Подбор сечений основных силовых элементов агрегата, узла, детали
- •2.4.6 Сборочный чертеж агрегата. Чертеж детали
- •2.4.7 Спецификация на сборочный чертеж
- •2.4.8 Описание конструкции и директивной технологии сборки агрегата
- •2.4.9 Список литературы
Масса оборудования
mоб = mсн + (+) m0,
= mсн, =+
2.3.2 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ
2.3.2.1 Определение параметров крыла
Площадь крыла S определяется по взлетной массе самолета первого приближения и выбранной удельной нагрузке на крыло 0: .
Размах крыла l = .Концевая хорда крыла .
Корневая хорда крыла bк = bкц.
Средняя аэродинамическая хорда для трапециевидного крыла
Для треугольного крыла
Средняя хорда крыла bcp = S/1.
Затем определяются размеры и площади элеронов, интерцепторов, механизации крыла [1, с. 394].
2.3.2.2 Определение параметров оперения
Принятые ранее значения безразмерных и относительных параметров оперения (см. пункт 2.2.1.3) позволяют определить аналогично крылу геометрические размеры и характеристики горизонтального и вертикального оперений, их плечи Lгo , Lво, площади рулей направления и высоты, их геометрические размеры по формулам для крыла (см. пункт 2.3.2.1).
2.3.2.3 Определение параметров фюзеляжа
Формы и размеры фюзеляжа уточняются на основании рекомендаций по компоновке фюзеляжа и взаимному положению крыла, оперения и шасси [1, глава 15].
2.3.3 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ ВТОРОГО ПРИБЛИЖЕНИЯ
После определения геометрических размеров всех агрегатов самолета проводится весовой расчет и составляется весовая сводка. Массы основных агрегатов самолета определяются по статистическим формулам. Массы оборудования находятся по каталогам на основе принятых значений относительных масс. В весовую сводку заносятся массы всех агрегатов самолета, силовой установки и основных групп оборудования.
2.3.3.1 Масса крыла ткр
Для дозвуковых неманевренных самолетов с m0 10т относительная масса конструкции крыла:
Здесь k1 - коэффициент, зависящий от ресурса крыла и имеющий следующие значения:
k1 = 0,96 при Трес кр = 15…20 тыс. ч;
k1 = 1,0 при Трес кр = 25…30 тыс. ч;
k1 = 1,05 при Трес кр = 40…50 тыс. ч;
пр - расчетная перегрузка, задается нормами прочности;
(но не менее 3,45),
где - стреловидность крыла в градусах;
0,92 - 0,5- 0,1kсу - коэффициент разгрузки крыла, зависящий от массы топлива и двигателей;
kсу = 1,0 - двигатели на крыле;
kсу = 0 - в других случаях размещения двигателей;
- отношение толщин крыла у корня и на конце;
k2 = 1,0 - крыло без наплывов, предкрылков, интерцепторов, имеет двухщелевые закрылки;
k2 = 1,2 - крыло без наплывов и предкрылков, но с интерцепторами и двухщелевыми закрылками;
k2 = 1,4 - крыло с наплывами, интерцепторами и двухщелевыми закрылками;
k2 =1,6 - крыло с наплывами, интерцепторами, предкрылками и трехщелевыми закрылками;
k3 = 1,0 - в крыле мягкие баки;
k3 = 1,05 - баки-кессоны с внутришовной герметизацией;
k3 = 1,2 - баки-кессоны с поверхностной герметизацией.
Для крыльев других самолетов относительная масса определяется по работе [1, с. 132-135]. По относительной массенаходится абсолютная масса крыла:mкр = m0I
2.3.3.2 Масса фюзеляжа тф
Для дозвуковых магистральных пассажирских самолетов относительная масса фюзеляжа
= k1фDф2(m0I)-i + k2+ k3+ k4,
где k1 - учитывает положение двигателей,
k1 = 3,63-0,333 Dф, если двигатели соединены с крылом и Dф < 5 м;
k1 = 4,56-0,441 Dф, если двигатели расположены в хвостовой части фюзеляжа и Dф > 5 м;
k1 = 3,58-0,278 Dф, если двигатели находятся на крыле или часть на крыле и Dф > 5 м;
k2 - коэффициент, учитывающий крепление основных опор шасси к конструкции самолета:
при k2 = 0,01 основные опоры крепятся к фюзеляжу;
при k3 - коэффициент, учитывающий место размещения основных опор шасси в убранном положении;
при k3 = 0,004 основные опоры убираются в фюзеляж;
при k3 = 0 основные опоры убираются в крыло;
k4 - коэффициент, учитывающий вид транспортировки багажа:
при k4 = 0,003 багаж перевозится в контейнерах;
при k4 = 0 багаж идет без контейнеров;
i = 0,743, если Dф < 4 м;
i = 0,718, если Dф > 5,5 м.
Для других самолетов относительная масса фюзеляжа определяется по работе [1, с.136-139]. По относительной массе вычисляется абсолютная масса фюзеляжа тф = m01.